FR 2705448 A1 19941125 FR 9405906 A 19940513 La présente invention concerne d'une manière générale la détermination et la commande d'attitude triaxiale d'un engin spatial. Les satellites artificiels et d'autres engins spatiaux sont largement utilisés à diverses fins parmi lesquelles la recherche scientifique et les télécommunications. De nombreuses missions scientifiques et de télécommunications ne peuvent être remplies avec précision sans contrôler et commander de façon cohérente l'attitude10 triaxiale de l'engin spatial. Dans de nombreuses appli- cations, le satellite doit être positionné de façon à diriger des signaux de télécommunications dans des directions particulières ou à recevoir des signaux de sources situées à des endroits spécifiques. Sans une commande précise de15 l'attitude triaxiale de l'engin spatial, la transmission de ces signaux est perturbée et parfois impossible. La plupart des engins spatiaux modernes compor- tent un dispositif et des procédés de commande d'attitude triaxiale intégrés. Cependant, ceux-ci présentent plusieurs inconvénients ou défauts. L'un des procédés met en oeuvre un capteur terrestre pour deux axes (à savoir le roulis et le tangage) et des gyroscopes continus avec des mises à jour périodiques par un capteur solaire pour le troisième axe (c'est-à-dire le lacet). Cette technologie est lourde, coûteuse, nécessite une puissance élevée et n'est pas fiable pour des missions de longue durée de l'ordre de 10 à 15 ans. Comme autres procédés, on peut citer ceux décrits dans le brevet US-A-5. 054.719 délivré à P.A. Alexandre Maute, le 8 Octobre 1991 et dans le brevet US-A-5.107.434 délivré à Michael A. Paluszek, le 21 Avril 1992. Dans chacun de ces deux brevets, des capteurs d'étoile polaire et des capteurs terrestres ou solaires sont utilisés. Ces deux configurations présentent plusieurs limitations et inconvénients. En premier lieu, les capteurs d'étoile polaire doivent être orientés vers le nord et vers l'axe polaire inertiel. Dans le cas de satellites géosynchrones à stabilisation triaxiale, une détection précise de l'étoile polaire avec une orientation permanente vers le nord pose un problème car les panneaux solaires provoquent des reflets dans le champ de vision du capteur d'étoile polaire. Par conséquent, des pare-soleil5 extrêmement longs et/ou des mâts de montage longs sont nécessaires pour assurer une détection adéquate de l'étoile polaire souhaitée. Les pare-soleil ou les mâts de montage augmentent le poids de l'engin spatial, ce qui est bien évidemment peu souhaitable. De plus, lorsqu'un suiveur stellaire est monté sur mât, une vibration élastique et des distorsions pratiquement impossibles à étalonner que subit le mat réduisent fortement la précision du système. Enfin, les systèmes qui utilisent des capteurs d'étoile polaire ne peuvent être utilisés que sur des orbites à faible inclin- aison. L'orientation permanente d'un capteur d'étoile polaire vers une étoile polaire sur une orbite à faible inclinaison est difficile car une position de montage peut ne pas s'avérer apte à assurer une orientation continue du capteur vers le nord. Un troisième procédé connu utilisé pour la commande d'attitude triaxiale met en jeu des capteurs stellaires polyvalents seuls. Au moins deux capteurs stel- laires sont nécessaires pour ce procédé et on en utilise en général trois à des fins de redondance. Le capteur stellaire supplémentaire dans ce cas impose au système de l'engin spatial des exigences additionnelles de poids, de coût et d'espace de montage. Un suiveur stellaire peut de par lui- même poursuivre plusieurs étoiles et estimer des mesures d'attitude triaxiales. Cependant, sa précision est fonction de la séparation des étoiles dans son champ de vision. Une précision raisonnable exige une séparation minimale des étoiles. La valeur requise pour la séparation des étoiles dans le champ de vision n'est pas toujours garantie. Pour garantir une bonne précision en n'utilisant que des capteurs stellaires polyvalents, il est nécessaire qu'au moins deux capteurs stellaires opérationnels soient activés simul- tanément. Le procédé de l'invention constitue une amélio- ration apportée à l'art antérieur car il évite un grand nombre des difficultés inhérentes à la détermination et à la5 commande d'attitude triaxiale utilisant des capteurs d'étoile polaire ou des capteurs stellaires polyvalents seuls. Le procédé de l'invention utilise un suiveur stellaire polyva- lent et un capteur de corps terrestre pour fournir une estimation et une commande d'attitude triaxiale continues et10 précises. Le procédé de la présente invention détermine l'attitude d'un engin spatial sur une orbite présélectionnée par utilisation d'un suiveur stellaire, d'un capteur terres- tre et de mises à jour périodiques de l'information d'orbito- graphie de l'engin spatial. Le procédé de la présente invention comporte six étapes fondamentales. En premier lieu, il mesure la position de la terre par rapport à l'engin spatial par utilisation du capteur de corps terrestre. En second lieu, il détermine un ensemble de données de position qui définit la position de la terre par rapport à l'orbite de l'engin spatial. En troisième lieu, il mesure les positions d'un ensemble d'étoiles à l'intérieur du champ de vision du suiveur stellaire par rapport au suiveur stellaire. En quatrième lieu, il détermine un ensemble de données de positions qui définit les positions des étoiles à l'intérieur du champ de vision du suiveur stellaire par rapport à l'engin spatial. En cinquième lieu, il détermine un ensemble de données de position qui définit les positions de ces mêmes étoiles par rapport à l'orbite de l'engin spatial. Enfin, il détermine l'attitude triaxiale de 1' engin spatial en utili- sant la position mesurée de la Terre et des plusieurs ensembles de positions qui définissent: la position de la Terre par rapport à l'orbite de l'engin spatial, la position de la Terre par rapport à l'engin spatial, les positions des étoiles par rapport à l'engin spatial, et les positions des étoiles par rapport à l'orbite de l'engin spatial, respec- tivement. Le procédé de la présente invention fournit une estimation continue et précise de l'attitude triaxiale de l'engin spatial par utilisation d'une combinaison de mesures5 de positions stellaires et terrestres avec mises à jour périodiques de l'information d'orbite de l'engin spatial. Un ou plusieurs suiveurs d'étoiles polyvalents sont utilisés en association avec un capteur quelconque qui fournit des mesures de la position de la Terre.10 Les suiveurs polyvalents utilisés conformément à la présente invention doivent être capables d'effectuer l'acquisition, la poursuite et l'identification d'une étoile dans une partie quelconque du ciel. Les capteurs stellaires forment une image de la lumière provenant d'étoiles sur un détecteur, effectuent une discrimination entre étoiles et d'autres lumières détectées, déterminent les étoiles à poursuivre et identifient ces étoiles en utilisant un catalogue d'étoiles embarqué. Les positions des étoiles sont rapportées dans le référentiel des capteurs et dans un référentiel inertiel. Les données concernant les étoiles provenant des suiveurs sont combinées à des mesures de position de la Terre effectuées par le capteur de position de la Terre. Le capteur de position terrestre peut être un capteur terrestre du type à bande de dioxyde de carbone ou un capteur du type à balise RF basée au sol. Les coordonnées de référence des données stellaires et de la position de la Terre en association avec l'information d'orbite périodi- quement mise à jour à partir du sol, fournissent l'informa- tion nécessaire à la détermination de l'attitude triaxiale de l'engin spatial. Ces caractéristiques et objets de la présente invention, ainsi que d'autres, ressortiront de la description et des revendications suivantes, en référence aux dessins annexés, dont on fournit ci-après une brève description. La figure 1(a) est une vue en perspective d'un satellite en orbite autour de la Terre représentant trois référentiels intervenant dans la présente invention. La figure l(b) illustre la relation entre un référentiel de suiveur stellaire et le référentiel du corps de l'engin spatial.5 La figure 2 est un schéma fonctionnel représen- tant les constituants essentiels permettant de mettre en oeuvre le procédé de l'invention. Les figures 3(a) et 3(b) illustrent l'orientation appropriée de la ligne de visée du suiveur stellaire par rapport à des appendices du satellite. La figure 4 est un tracé de la précision attendue du suiveur stellaire en fonction de la position de montage du suiveur stellaire, tel qu'illustré sur les figures 3(a) et 3(b). La figure l(a) est une vue en perspective d'un satellite en orbite autour de la Terre illustrant trois des référentiels principaux intervenant dans le procédé de la présente invention. Un satellite 100 muni de panneaux solaires 102 est en orbite autour de la Terre 104 le long d'une orbite 106. Les deux jeux d'axes ayant respectivement leurs origines dans le satellite 100 et au centre de la Terre 104 représentent les divers référentiels. Le référentiel du corps (B) 108 de l'engin spatial a son origine au centre du satellite 100. L'axe x 110 est l'axe de roulis. L'axe y 112 est l'axe de tangage du satellite. L'axe z 114 est l'axe de lacet du satellite qui est pointé vers le nadir terrestre. Le référentiel (R) 116 de l'orbite de l'engin spatial ou de référence coïncide nominalement avec le référentiel 108 du corps de l'engin spatial. L'axe 1 118 du référentiel 116 coïncide avec l'axe x 110 du référentiel du corps du satellite. L'axe 2 120 du référentiel 116 coïncide avec l'axe y 112 du référentiel du corps du satellite. L'axe 3 122 coïncide avec l'axe z 114. Bien que le référentiel 116 soit illustré comme coïncidant avec le référentiel 108 du corps de l'engin spatial, ces deux référentiels ne seront pas toujours alignés. Le référentiel céleste (I) 124 est couramment connu comme étant le référentiel inertiel centré sur la Terre. L'axe 1 126 du référentiel céleste 124 pointe dans la5 direction de l'équinoxe vernal de la Terre. L'axe 3 128 du référentiel céleste 124 pointe vers le nord palallèlement à l'axe de rotation de la Terre 104. L'axe 2 130 du référentiel céleste 124 se situe dans le plan équatorial 132 de la Terre 104 et complète de la façon appropriée le trièdre direct. La relation entre le référentiel céleste 124 et le référentiel 116 de l'orbite de l'engin spatial ou de référence, est décrite par trois variables: l'inclinaison i de l'orbite 134, illustrée comme étant mesurée dans le plan équatorial, l'ascension droite n 136 du noeud ascendant, illustrée comme étant mesurée dans le plan équatorial, et l'angle horaire 02 138 qui varie linéairement entre 0 et 360 en un jour, mesuré dans le plan équatorial. La figure l(b) illustre le quatrième référentiel intervenant dans le procédé de la présente invention. Le référentiel (S) 140 du suiveur stellaire est illustré par rapport au référentiel 108 du corps de l'engin spatial. Les axes a, b et c 142, 144 et 146 représentent respectivement le référentiel 140 du suiveur stellaire. Comme illustré, les axes du référentiel du suiveur stellaire sont liés aux axes x 110, y 112, et z 114 du référentiel 108 du corps de l'engin spatial. Pour obtenir l'orientation illustrée, on commence par faire coincider a, b, c avec x, y, z. La ligne de visée du capteur stellaire est orientée suivant l'axe c. On fait tourner le référentiel du suiveur autour de l'axe b de aAZ degrés, o aAZ est l'angle de montage azimutal du suiveur, décrit plus en détail ci-après à propos de la figure 3(a). On effectue en suite une rotation autour de l'axe a de EEL degrés, o 6EL est l'angle de montage en site du suiveur, décrit plus en détail ci-après à propos de la figure 3(b). Enfin, on effectue une rotation autour de l'axe c de YR' qui est l'angle de montage en rotation du suiveur stellaire. La figure 2 est un schéma fonctionnel d'un système de commande 10 destiné à déterminer l'attitude triaxiale d'un satellite (non représenté) en orbite autour de la Terre le long de trois axes, conformément à la présente5 invention. Plusieurs suiveurs stellaires 12 sont reliés à une unité centrale de traitement (CPU) 14. Lors d'une mise en oeuvre réelle du mode de réalisation illustré, cette liaison peut s'effectuer par l'intermédiaire d'un système matériel tel qu'un câblage si l'unité centrale 4 est à bord du10 satellite, ou s'effectue par une liaison de façon que les suiveurs stellaires 12 communiquent avec l'unité centrale 14 par l'intermédiaire de signaux radio ou hyperfréquence. Les suiveurs stellaires 12 acquièrent une information de pour- suite concernant des étoiles se trouvant dans leur champ de vision à partir d'un moyen 16 d'acquisition d'étoile. La lumière provenant des étoiles est détectée sur un détecteur d'étoile (non représenté). La lumière détectée ou dont l'image est formée est ensuite filtrée pour que les sources de lumière autres que les étoiles soient éliminées. Un moyen 18 de poursuite d'étoiles détermine ensuite les étoiles à poursuivre. Le mode de réalisation illustré comporte en outre un moyen 20 d'identification d'étoiles du type ayant la possibilité d'identifier en interne des étoiles poursuivies, au moyen d'un catalogue d'étoiles embarqué 22. Le moyen 20 d'identification d'étoiles compare l'entrée provenant du moyen 18 de poursuite au catalogue d'étoiles embarqué 22. L'information recueillie et traitée par les suiveurs stel- laires 12 est mise sous forme numérisée et transférée à l'unité centrale 14. Les suiveurs stellaires 12 utilisés en asso- ciation avec le procédé de la présente invention doivent être capables de détecter de la lumière visible et de la convertir en informations de charges électroniques numérisées. Les suiveurs stellaires 12 doivent également être capable d'acquérir une ou plusieurs étoiles tout en évitant de fausses acquisition d'images, de poursuivre et de pointer sur le centroide d'une ou plusieurs étoiles après l'acquisition, et d'identifier les étoiles poursuivies par utilisation du catalogue d'étoiles embarqué 22. Les suiveurs stellaires 12 illustrés présentent ces possibilités en interne, mais ces5 fonctions peuvent également être réalisées par une unité classique de traitement numérique séparée (non représentée). Le suiveur stellaire 12 présente une sortie 24 qui est constituée de mesures vectorielles 26, 28 moyennées et normalisées des positions des étoiles identifiées,10 respectivement par rapport au corps de l'engin spatial et à un référentiel de référence d'orbite. Des détails concernant la façon dont les mesures sont obtenues sont fournis ci- après. Un capteur 30 de position terrestre est également connectés à l'unité centrale 14. Le capteur 30 de position terrestre peut être un capteur classique quelconque qui mesure la position de la terre pour faciliter l'estimation de l'attitude du satellite suivant les trois axes. Comme exemples de capteurs de position terrestre de ce type, on20 citera un capteur terrestre à bande de dioxyde de carbone ou un capteur de balise terrestre RF. Le capteur 30 de position terrestre acquiert et fournit des informations concernant des mesures d'azimut 32 et de site 34 du nadir de la Terre ou d'une station terrienne présélectionnée. Les mesures au nadir25 seront nécessaires lorsqu'un capteur à bande de dioxyde de carbone sera utilisé. Lorsqu'on utilise un capteur de balise terrienne RF, les mesures d'azimut et de site définiront une station terrienne dont la longitude et la latitude sont connues. Le capteur terrestre 30 peut être remplacé par un capteur de liaison transversale. Un capteur de liaison transversale peut mesurer la position d'un satellite arti- ficiel ou d'un engin spatial présélectionné par rapport au capteur de liaison transversale. Comme exemple de capteur de liaison transversale de ce type, on peut citer un capteur à poursuite automatique qui est un récepteur RF utilisant comme source une balise RF. Si l'on utilise un capteur de liaison transversale, les mesures de position du corps terrestre peuvent par conséquent être remplacées par des mesures de balises présélectionnées. On supposera dans ce qui suit qu'on5 utilise un capteur terrestre 30. L'unité centrale 14 recueille des mesures moyennées 26, 28 provenant de suiveurs stellaires 12 et des mesures 32, 34 provenant du capteur terrestre 30, et les traite conformément au procédé de 1 'invention décrit ci-après10 en détail. Les valeurs moyennées S, R sont utilisées pour fournir une approximation des valeurs des variables néces- saires pour la détermination d'attitude, à savoir le roulis, le tangage et le lacet du corps du satellite 0 37, O 38, et t 39. Une loi de pointage du satellite est choisie et le capteur de position terrestre 30 est monté sur le corps du satellite de façon qu'il soit orienté vers la terre 104 de manière continue et sur toute l'orbite 106 du satel- lite. La gamme dynamique du suiveur stellaire est sélection- née et le suiveur stellaire 12 est monté sur le corps 100 du satellite de façon à répondre à plusieurs exigences. A titre d'exemple, la ligne de visée du capteur de position ter- restre, et la ligne de visée du suiveur stellaire doivent présenter une séparation angulaire suffisante. Le degré de séparation angulaire nécessaire dépend des exigences de précision pour la détermination d'attitude étant donné que le potentiel de précision d'une configuration géométrique quelconque peut s'exprimer sous la forme d'une fonction de la séparation angulaire des lignes de visée. Une précision optimale est obtenue avec une séparation angulaire de 90 degrés. La précision correspondant au scénario le plus défavorable est obtenue pour une séparation angulaire nulle. Une précision acceptable peut généralement être obtenue avec une séparation angulaire d'au moins 30 degrés. Une séparation angulaire minimale d'au moins 25 degrés doit être maintenue entre la ligne de visée du suiveur stellaire et d'éventuelles sources de lumière telles que la lune ou les appendices de l'engin spatial qui peuvent- provoquer des reflets, pour éviter un "éblouissement" du détecteur du suiveur stellaire par de la lumière. Comme exemples de ces appendices, on citera des antennes et des panneaux solaires. Le suiveur stellaire 12 doit être orienté sur le corps du satellite de façon que le soleil ou la lune ne pénètre jamais dans le champ de vision du suiveur stellaire. Cela peut s'effectuer par prise en compte de l'orbite du satellite et de la forme du pare-soleil du suiveur stellaire. La gamme dynamique du suiveur stellaire et son orientation de montage doivent assurer la présence d'au moins une étoile mesurable dans le champ de vision, d'une manière continue et en tous points de l'orbite 106. Ce but peut être atteint si l'orbite 106 du satellite est connue. Les figures 3(a) et 3(b) illustrent une confi- guration de montage du suiveur stellaire 12 qui convient à un satellite 100 de télécommunication géosynchrone avec une loi de pointage vers le nadir et perpendiculairement à l'orbite, sur une orbite équatoriale d'inclinaison nulle. Sur la figure 3(a), les surfaces sensiblement planes des deux panneaux solaires 40 se situent dans le plan y-z. Sur la figure 3(a), l'axe y pointe vers le bas, perpendiculairement à la surface du papier. Les panneaux solaires 40 s'étendent respectivement vers l'extérieur à partir des faces nord et sud du corps 100 de l'engin spatial. Deux grandes antennes 43 orientables s'étendent respectivement de manière nominale à partir des faces est et ouest du corps 100 de l'engin spatial. Les antennes 43 présentent une certaine plage de mouvement tant en direction azimutale qu'en site. La ligne de visée 42 du suiveur stellaire possède un angle 44 de montage en azimut, aAZ, par rapport à l'axe z négatif, également connu sous le nom d'axe de lacet négatif dans le plan roulis-lacet. L'angle d'azimut, aAZ, donne une précision optimale lorsqu'il vaut 90 degrés. Cependant, les exigences concernant la zone de dégagement des appendices de l'engin spatial peuvent ne pas toujours permettre une orientation aAZ de 90 degrés. La configuration illustrée de l'engin spatial fait intervenir une zone de dégagement de 25 degrés pour les5 appendices du véhicule spatial. Par conséquent, un montage optimal du suiveur stellaire doit faire en sorte que aAZ soit aussi proche que possible de 90 degrés tout en assurant un dégage- ment de 25 degrés entre tous les appendices du véhicule spatial et la ligne de visée 42 du suiveur stellaire. La figure 3(b) illustre le même satellite 100 avec le suiveur 12 et les panneaux solaires 40 tels qu'ils sont vus dans le plan y-z également connu sous le nom de plan tangage-lacet. L'angle de site 46, eEL, est égal à 53 degrés par rapport au plan de roulis-lacet. L'angle eEL est de 53 degrés car la configuration illustrée met en jeu une décli- naison solaire maximale de 23 degrés et un angle de dégage- ment du soleil égal à 30 degrés. L'angle eEL est la somme de la déclinaison solaire et de l'angle de dégagement du soleil. L'angle de dégagement du soleil est fonction de la forme du pare-soleil du suiveur stellaire. La configuration illustrée fait en sorte que la ligne de visée du soleil n'intercepte jamais une droite partant à 30 degrés de la ligne de visée 42 du suiveur stellaire. Une certaine séparation angulaire existe également entre le panneau solaire nord 40 et la ligne de visée 42 du suiveur stellaire, ce qui évite les reflets. La figure 3(b), associée à la figure 3(a), illustre donc une configuration de montage permettant au suiveur stellaire 12 d'avoir un champ de vision 46 ne recevant pas de lumière solaire ni de reflet sur des panneaux solaires 40 ou des antennes 43. La figure 4 est un graphique donnant la précision attendue en fonction de la position de montage du suiveur stellaire, pour la configuration de montage du suiveur stellaire 12 illustrée dans les figures 3(a) et 3(b). La position réelle des suiveurs stellaires 12 sur le corps 100 du satellite n'a pas d'importance pour le calcul de préci- sion. Seule l'orientation du champ de vision 46 est déter- minante. L'angle EEL est égal à 53 degrés. La figure 4 montre que lorsque aAZ varie de 0 à 90 degrés, l'erreur produite par5 la combinaison du capteur stellaire et du capteur terrestre décroît de façon correspondante d'environ 0,05 degrés à 0,04 degrés. Par conséquent, une précision optimale est obtenue lorsque aAZ est égal à 90 degrés, comme mentionné à propos de la figure 2(a) ci-dessus.10 On décrit ci- après le fonctionnement du système de commande mentionné ci-dessus et le procédé de la présente invention. Les suiveurs stellaires 12 identifient des étoiles et fournissent des informations de mesures vecto- rielles concernant ces étoiles dans deux référentiels séparés. Les référentiels sont un référentiel lié au capteur et un référentiel inertiel fixe, tous deux décrits en détail ci-après. L'information de mesure vectorielle est fournie à la cadence de mise à jour du capteur qui peut être sélection- née en fonction des exigences concernant la mission du satellite. Le capteur 30 de position terrestre fournit une mesure vectorielle du nadir de la Terre dans le référentiel 108 du corps du satellite. Le capteur 30 de position terres- tre génère également une mesure vectorielle de cette même position terrestre par rapport à l'orbite 106 de l'engin spatial en utilisant une base de données d'éphémérides. Les mesures terrestres et stellaires effectuées dans ces deux référentiels sont mises en équation au moyen d'une matrice d'attitudes variables fournissant les équations aux inconnues appropriées afin de déterminer l'attitude triaxiale du satellite. Le procédé de l'invention utilisé par le présent système de commande repose sur des traitements mathématiques effectués sur les mesures vectorielles de positions stel- laires et terrestres. Ces mesures sont obtenues dans les référentiels spécifiques illustrés sur les figures l(a) et l(b) et sont transformées d'un référentiel à l'autre. Les référentiels utilisés dans le procédé de l'invention sont le Référentiel 140 du Suiveur Stellaire, un Référentiel 108 du Corps de l'Engin Spatial, un Référentiel 116 de Référence d'Orbite et un Référentiel Céleste 124. Les figures l(a) et l(b) illustrent un mode de réalisation contenant chacun de ces référentiels. La description présentée ci-dessous du procédé de l'invention fait intervenir la notation: A = A(a1..., am) pour décrire une matrice de cosinus directeurs dans laquelle les arguments a, (i allant de 1 à m) représentent le fait que la matrice de cosinus directeurs dépend fonctionnellement des arguments. Les diverses matrices de cosinus directeurs décrites ci-dessous sont utilisées comme transformations des coordonnées d'entrée d'un référentiel en un autre. Trois transformations préférées interviennent dans le procédé de l'invention. En premier lieu, la transformation des coor- données du corps (B) de 1' engin spatial en celles du suiveur stellaire (S) est définie coaeme: Mj: B -> S Mj = Mj (cAZ,j cEL,j' YRJ) COSYRIô sinyRR È1 1 0 0 cosaAZj -sinLAZ, j Mj = -SinYRj C SYRJ COSEEL.j sinEL,j J L 1 L o sincEL.j CoSCELW IL SintAZj COSCaAZj (Equation (1)). o aAZj est 1' angle 44 de montage en azimut, EELj est l'angle 46 de montage en site et YRj est l'angle de montage en rotation du jè suiveur stellaire par rapport à l'engin spatial. La variable j représente un suiveur stellaire dans 1' intervalle de 1 à n. Dans un mode de réalisation, n = 2. Mj est constant pour j=l,..., n et peut donc être stocké à bord de l'engin spatial et utilisé dans les calculs décrits ci-après. En second lieu, la transformation entre le référentiel (R) 116 de référence d'orbite et le référentiel (B) 108 du corps du satellite est définie comme: A: i -> B 11 C'12 CC13 A = 21 2 31 OE32 33 (Equation (2)). La matrice A est la matrice d'attitude qui décrit l'attitude de l'engin spatial. Par conséquent, la Matrice A est la matrice solution du procédé de l'invention. La Matrice A peut être décrite en termes d'angles d'Euler sous la forme: cttîce cqîsesl + s4fce -cqsec4 + sqs4 A = -sucE -s'ses4 + cqc4 sqisEc4 + cqssI se -cesl cecóC j (Equation (3)). o 0 37, 6 38, * 39 représentent un ensemble d'angles d'Euler 1-2-3, c'est-à-dire l'une de douze représentations possibles en angles d'Euler de A. Plus précisément, p est l'erreur de pointage en roulis du corps du satellite, O est l'erreur de pointage en tangage et * est l'erreur de pointage en lacet. La matrice A peut également être décrite en termes d' éléments quaternioniques sous la forme: Fq12-q22-q32+q42 2( lq22+q3 4) 2 2(qlq3q2q4) A = 12(qlq2-q3q4) q1 +q2 -q3 +q4 2( 2q3q2q) 21 12(qlq3+q2q4) 2lq2q3-qlq4) -ql -q2 +q3 +q4 j o ql, q2, q3 et q4 sont les éléments quaternioniques du quaternion de rotation correspondant à la Matrice A. Sil'on définit le référentiel d'orbite de façon que la matrice d'attitude représente une petite rotation, cela conduit à ce que la totalité des douze représentations en angles d'Euler, sont équivalentes au premier ordre. Par conséquent, dans l'hypothèse de petits angles, la Matrice A peut être écrite sous la forme: A = 1 (Equation (4)). Les approximations des petits angles sont valables pour la plupart des satellites de télécommunications et scientifiques. Avec les loi de pointage généralement utilisées pour les satellites modernes, les axes du corps du satellite ne s'écartent pas du référentiel de référence d'orbite de plus de quelques dixièmes de degrés lors d'opéra-15 tions normales. En troisième lieu, la transformation du référen- tiel céleste (I) 124 et en référentiel de référence d'orbite (R) est définie par: C: I -> R C = c (i, Q) sin()cos(L sin(2)+cos(Q)osE( s)+sinn(Q)cos( 8Z)incO sin(L)sin(Ez) C= -sin( -)cos(L)cos(E)(Lcos( i)sin(E2) COS(I)COS(L)COS(E2)-sin((Z) sin( L)Oe2 L sin( I)sin(tL) - cos(I)sin(t) COSt (Equation (5)). o i est l'inclinaison de l'orbite, 2 est l'ascension droite du noeud ascendant 13 et 02 est l'angle 138 proportionnel à l'heure du jour. O0 varie linéairement entre 0 et 360 degrés en un seul jour pour un satellite géosynchrone; et en une seule orbite pour une orbite circulaire non géosynchrone. La transformation C: I- R est variable dans le temps pour tous les arguments constitutifs. L'angle horaire varie de la façon décrite ci-dessus. Des facteurs gravita- tionnels provoquent une variation de l'inclinaison 134 de l'orbite et de l'ascension droite du noeud ascendant 136 sur des périodes de l'ordre de plusieurs jours et de plusieurs semaines. L'angle O2 138 doit être mis à jour à bord de10 l'engin spatial toutes les quelques secondes pour la mise à jour de la transformation C. De même, les éléments orbitaux i et n doivent être mis à jour pour une mise à jour de la transformation C. Les élément orbitaux i et n peuvent être mis à jour à bord de l'engin spatial ou au sol à une cadence de l'ordre de quelques jours ou de quelques semaines. Une mise à jour appropriée des paramètres de la transformation C assure une représentation précise de cette transformation, et par conséquent, un calcul précis de la matrice d'attitude, comme décrit ci-après. Les suiveurs stellaires 12 et les capteurs de position terrestre 30 fournissent trois mesures essentielles utilisées comme données d'entrée. En premier lieu, les suiveurs stellaires 12 fournissent des mesures vectorielles stellaires 26 exprimées dans le référentiel S des suiveurs stellaires. Si k est le nombre total de mesures stellaires provenant du suiveur stellaire j et si l'on dispose au total de n suiveurs stellaires, la notation: m Sij e S (i = 1,..., k) (j = 1,..., n) peut décrire les coordonnées d'entrée vectorielles des étoiles. Chaque élément Sj est un tri-vecteur décrivant la direction de cette mesure stellaire. En second lieu, les vecteurs stellaires 28 sont exprimés dans le Référentiel I de coordonnées célestes sur la base des informations se trouvant dans le catalogue 22 d'étoiles et des données d'identification d'étoiles. Ces vecteurs stellaires peuvent être exprimées par utilisation de la notation: c rij C i (i = 1, 2,..., k) (; = 1,..., n). o i, j, k et n sont les mêmes que précédemment. En troisième lieu, le capteur de position terrestre fournit des mesures vectorielles de position terrestre dans le référentiel B du corps de l'engin spatial sous la forme: |cos(eEW) sin(E(NS)sin(EEW) cos(eN)si n(EEW) -si neAzCos4EL SE= cos(ENS) - sin(ENS) sInEL -sin(O)EW) sin(ONS)COs(OEW) cos(eNS)cos(EEw) cosSEAzCosEL (Equation (6)). o, si le capteur céleste 30 est une liaison RF espace-sol, 8EW est l'azimut et os est l'angle de site décrivant la position d'une station terrienne par rapport au nadir de la Terre. ^AZ 32 et 0EL 34 sont respectivement des mesures d'azi- mut et de site de la liaison espace-sol par rapport à la liaison terrienne. Si le capteur terrestre 30 est un capteur à bande de dioxyde de carbone, 0EW et ONS sont tous deux égaux à O et 0OAZ et gEL sont des mesures d'angles d'azimut et de site du capteur terrestre par rapport au nadir de la Terre. Les données d' éphémérides qui conviennent pour la Terre sont fournies par la notation suivante: rE = (O 0 1)T c R, qui est analogue aux positions de référence d'étoiles fournies par le catalogue d'étoiles 22. Les données d'entrée décrites ci-dessus sont ensuite traitées pour déterminer l'attitude triaxiale du satellite. L'un des modes de réalisation consiste à établir une équation entre les mesures effectuées dans le référentiel B du corps du satellite et des informations de référence obtenues dans le référentiel R de référence d'orbite par une transformation entre ces référentiels c'est-à-dire par la matrice d'attitude souhaitée A (0, 0, *). Les mesures fournies par le capteur de position terrestre qui constituent le vecteur de mesure sE seront combinées aux mesures stellaires k qui proviennent chacune de n suiveurs stellaires. Les mesures vectorielles des suiveurs stellaires et les références correspondantes peuvent être moyennées et normalisées dans un référentiel de coordonnées10 cartésien de façon à obtenir un vecteur de mesures et sa référence correspondante à partir de chaque suiveur stel- laire. Cela est effectué pour limiter le débit de données entre l'interface des suiveurs stellaires et l'unité cen- trale. La somme cartésienne normalisée des vecteurs de mesure15 et de référence est calculée sous la forme: m m m mu = Slj + S2j + JSem = 1,..., n i1 |S11 + S2 + Ski Savgj I S + mSZ + Ski 112 (Equation (8)). c c c rc = r;l + r2j + rkj i = 1 n c i - ravg' j c r t I kl + r2j + rkj 12 (Equation (9)). o le dénominateur est la norme vectorielle 2. L'établissement d'une équation entre les mesures moyennées et les références moyennées par 1' intermédiaire d'une rotation A, donne: T m c SavgjMJS C= 1,...n, Savg j = MjSavg j=A(4,8,4)Cravgj=A(, se,)Ravg,j (Equation 10)). SE = A(,e,6,i)re = A(0,e,,) L (Equation (11)). Si 1' on introduit maintenant 1' équation (4) dans les équa- tions (10) et (11), si 1' on réarrange les termes et si 1' on élimine une équation n'intervenant pas, on obtient: Sag (1) - Ra,9,(I) O Rav1(3)Ravi SE(1) 0 -1 0 O -1 0 SEt2) 10 0 E(_ (Equation (12)). Cette équation est une équation de mesure linéaire exprimée en fonction de 0, O et *. La notation Xavg,i(j) désigne le jèm élément du tri- vecteur Xavgi. L'estimation d'attitude par les moindres carrés est ensuite donnée par l'équation: [ = [ - (Equation (13)). Comme décrit ci-dessus, les approximations des petits angles fournissent une forme simple de la matrice d'attitude dans l'équation (4) car ces approximations sont en bon accord avec la plupart des lois de pointage utilisées par la plupart des satellites de télécommunications et scientifi- ques. Dans les équations (8) et (9), les mesures d'étoiles multiples par chaque suiveur stellaire et de leurs références correspondantes, sont moyennées dans un système de coordon- nées cartésien fournissant une mesure par suiveur stellaire, ce qui réduit les calculs effectués ultérieurement et limite5 le débit de données passant par l'interface entre les suiveurs stellaires 12 et l'unité centrale 4. L'équation (13) fournit la solution au sens des moindres carrés du système linéaire d'équations apparaissant dans l'équation (12). Typiquement, les calculs correspondant10 à l'équation (13) ne sont pas effectués directement. On utilise plutôt une décomposition QR ou une triangularisation orthogonale de R. La décomposition QR est bien connue et ne sera donc pas décrite plus en détail ici. La décomposition QR est stable numériquement et peut être mise en oeuvre en tant15 que partie du procédé de l'invention du fait de la structure globale de cette méthode. Un autre mode de détermination d'attitude (par exemple le procédé QUEST) peut être utilisé pour déduire des estimées de l'attitude de l'engin spatial à partir des diverses mesures. La description qui précède a été fournie à titre d'exemple non limitatif. Un mode de réalisation préféré de la présente invention a été décrit pour permettre à l'homme de l'art de mettre en oeuvre la présente invention. Diverses variantes et modifications peuvent lui être apportées sans pour autant s'écarter de son concept, de ses objets ni de son cadre qui n'est limité que par les revendications annexées. REVENDICATIONS 1. Système (10) pour déterminer l'attitude triaxiale d'un engin spatial (100) sur une orbite (106) présélectionnée, caractérisé en ce qu'il comprend:5 un capteur stellaire (12) pour détecter les positions d'étoiles par rapport audit moyen de détection, et pour produire des premiers signaux représentatifs desdites positions stellaires; un capteur (30) de corps terrestre pour détecter la position d'un corps terrestre (104) par rapport audit engin spatial (100), et pour produire des deuxièmes signaux représentant ladite position du corps terrestre; et un moyen de traitement (14) pour traiter lesdits premiers et deuxièmes signaux et pour déterminer ladite attitude triaxiale dudit engin spatial (100). 2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit capteur stellaire (12) comprend: un moyen d'acquisition (16) pour acquérir une information de position stellaire décrivant des étoiles dans le champ de vision dudit capteur stellaire, un moyen de poursuite (18) pour poursuivre lesdites étoiles dans ledit champ de vision; un catalogue d'étoiles (22), et un moyen d'identification (20) pour identifier lesdites étoiles dans ledit champ de vision (46) en utilisant ladite information de position stellaire et ledit catalogue d'étoiles (22). 3. Système selon les revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que ledit capteur stellaire (12) comprend un moyen de calcul de moyenne et de normalisation pour calculer la moyenne et normaliser des représentations numérisées de positions stellaires afin de déterminer une représentation moyennée et normalisée desdites positions stellaires par rapport audit engin spatial (100) et à ladite orbite (106) de l'engin spatial, respectivement, lesdites représentations moyennées et normalisées constituant lesdits premiers signaux. 4. Système selon l'une quelconque des reven- dications précédentes, caractérisé en ce que ledit moyen de traitement (14) comprend: un moyen (35) de collecte et de calcul de moyenne pour collecter lesdits premiers et deuxièmes signaux et en calculer la moyenne; et un moyen (36) d'estimation pour estimer un ensemble de variables (37, 38, 39) d'attitude, lesdites variables d'attitude définissant ladite attitude triaxiale dudit engin spatial. 5. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdites variables d'attitude définissent respec- tivement une erreur de pointage (37) du véhicule spatial en roulis, une erreur de pointage (38) du véhicule spatial en tangage et une erreur de pointage (39) du véhicule spatial en lacet. 6. Système selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits moyens d'estimation estiment lesdites variables d'attitude en utilisant des approximations au sens des moindres carrés desdites variables (37, 38, 39) d'atti- tude. 7. Procédé pour déterminer l'attitude triaxiale d'un engin spatial (100) sur une orbite (106) présélectionnée en utilisant un suiveur stellaire (12), un catalogue d'étoiles embarqué (22) et un capteur terrestre (30), caractérisé en ce qu'il comprend les étapes qui consistent: (A) à mesurer la position d'un corps terrestre (104) par rapport audit engin spatial (100) en utilisant ledit capteur terrestre (30); (B) à générer un premier ensemble de données de coordonnées en utilisant ladite orbite (106), ledit premier ensemble de données de coordonnées définissant la position dudit corps terrestre (104) par rapport à ladite orbite (106) de l'engin spatial; (C) à mesurer la position de chacune de plusieurs étoiles par rapport audit suiveur stellaire (12), en utili- sant ce dernier; (D) à générer un second ensemble de données de coordonnées en utilisant les positions mesurées à l'étape (C), ledit deuxième ensemble de données de coordonnées définissant les positions desdites étoiles par rapport audit engin spatial (100); (E) à identifier chaque étoile mesurée à l'étape (C), en utilisant ledit suiveur stellaire (12) et ledit catalogue d'étoiles embarqué (22), pour générer un troisième ensemble de données de coordonnées, ledit troisième ensemble de données de coordonnées définissant les positions desdites étoiles par rapport à ladite orbite (106) de l'engin spatial; et (F) à déterminer ladite attitude dudit engin spatial (100) en utilisant la position mesurée à l'étape (A) et les premier, deuxième et troisième ensembles de données de coordonnées respectivement générés aux étapes (B), (D) et (E). 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que l'étape B est effectuée par les sous-étapes qui consistent à générer ledit premier ensemble de données de coordonnées, à utiliser des informations qui concernent l'orbite (106) dudit engin spatial et un quatrième ensemble de données de coordonnées, ledit quatrième ensemble de données de coordonnées ayant un almanach de positions dudit corps terrestre (104) en fonction du temps. 9. Procédé selon l'une quelconque des reven- dications 7 ou 8 prises isolément ou en combinaison, carac- térisé en ce que l'étape (B) est effectuée par transformation d'un cinquième ensemble de données de coordonnées en ledit ensemble de données de coordonnées, ledit cinquième ensemble de données de coordonnées définissant les positions mesurées à l'étape (C). 10. Procédé selon l'une quelconque des reven- dications 7 à 9 prises isolément ou en combinaison, carac- térisé en ce que l'étape (E) est effectuée par transformation d'un sixième ensemble de données de coordonnées en ledit troisième ensemble de données de coordonnées, ledit sixième ensemble de données de coordonnées définissant les positions desdites étoiles identifiées à l'étape (E) par rapport audit corps terrestre (104).